弹载惯性/卫星/星光高精度组合导航

选取捷联惯导系统误差作为组合导航系统状态,利用捷联惯导与卫星导航系统各自的位置输出构造量测,设计惯性/卫星组合导航算法。在惯性/星光组合导航算法设计中,对星敏感器安装误差进行建模并也列入组合导航系统状态,利用星敏感器输出的姿态矩阵和根据惯导输出计算得到的等效姿态矩阵构造量测。从而,利用联邦滤波技术设计出弹载惯性/卫星/星光高精度组合导航方法。该组合导航方法的仿真结果表明,其定位、定姿精度分别达到12.1m(3σ)和0.27′(3σ),而且能够有效标定出惯性器件的随机常值误差和星敏感器的安装误差。     

基于水平阻尼的星光/惯性组合校准技术

根据星光/惯性组合导航系统舰载使用特点,考虑以SINS、CNS、LOG三者组合,设计组合校准方案。在SINS/CNS/LOG组合过程中,利用惯导系统的短期高精度特性,设计基于水平阻尼的卡尔曼滤波器对惯导舒勒周期进行补偿。星光/惯性组合校准技术建立在水平阻尼基础上,借助星光导航的航向和位置信息完成惯导位置误差、失准角和陀螺漂移的修正,从而实现组合系统长航时、远航程高精度导航。最后通过仿真对比试验验证星光/惯性组合导航系统校准方案的有效性。仿真结果表明:SINS/LOG组合后,惯导24 h位置误差CEP≤1.48 n mile,且位置误差会随时间积累;而SINS/CNS/LOG组合系统采用星光信息24 h一点校方案,第一次和第二次点校后,48 h和72 h惯导位置误差CEP≤0.5 n mile。由此可见,采用星光信息后,该组合方案能够显著提高惯导导航精度,达到延长惯导系统重调周期目的。     

一种航天飞行器的INS/CNS自主导航方案

传统的天文导航方法由于受水平基准精度的制约,难以进一步提高定位精度。针对INS/CNS组合导航方法对水平基准依赖的问题,提出了一种新颖的基于星光折射技术的INS/CNS自主组合导航方案。将惯性系下的非线性惯导误差传播方程作为系统状态方程,将星敏感器测得姿态和星光折射信息作为量测,采用UKF滤波算法,构成全面最优的INS/CNS组合导航。仿真结果表明,星敏感器精度为3″时,导航系统的定位精度优于200 m,姿态精度优于3″,导航定位精度随所使用的折射星数目增多明显提高,且方案在系统大角度误差条件下仍然适用。     

捷联惯导基于星体跟踪器的高精度初始对准算法

捷联惯导与小视场星体跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,导航精度受导航初始误差和器件误差的综合影响。基于此,提出一种捷联惯导与小视场星体跟踪器相组合的初始对准算法,对导航初始姿态误差和惯性器件误差进行估计修正。捷联惯导初始对准过程完成之后,在地面准静基座条件下做速度和位置阻尼条件下的惯导更新解算,利用捷联惯导系统的速度误差量测及小视场星体跟踪器的导航误差角测量量,设计组合粗对准算法和组合精对准算法,用于对捷联惯导系统的初始对准误差和惯性器件误差做进一步有效估计。仿真结果表明:对中等精度导航级捷联惯导系统,组合对准后水平姿态精度可提高到2’’,方位精度可提高到5’’。     

SINS/GPS/CNS 组合导航联邦滤波算法

针对飞行器在长航时高速巡航过程中,捷联惯性导航系统存在误差漂移,GPS 导航可能会丢星、信号失锁,天文导航系统易受环境干扰,组合系统模型线性化误差易导致滤波发散等问题,分析了三种导航系统的优缺点,提出了 SINS/GPS/CNS 组合导航联邦滤波算法,该算法可以取长补短,巧妙地将 GPS 定位和天文导航定姿精度高的优势辅助于捷联惯导系统,利用卡尔曼联邦滤波器对捷联惯导系统进行误差估计,并对联邦滤波算法进行了有效的改进.计算机仿真显示,该滤波器收敛速度快,具有一定的容错功能,其滤波精度较 SINS/GPS 组合导航系统在位置误差和速度误差上均有约5%左右的小幅提升,在平台角误差上更是提高了一个数量级.仿真结果验证了该组合导航方案的可行性和算法的有效性,有重要的工程应用价值.     

基于BP神经网络辅助的惯性/天文组合导航方法

针对高动态环境下惯性/天文组合导航精度下降的问题,提出一种基于神经网络辅助的惯性/天文组合导航方法。首先以组合导航滤波估计过程中的增益矩阵和动态环境下的惯性器件量测信息构建特征向量;然后,采用导航估计误差对BP神经网络进行训练;最后,利用BP神经网络的输出结果辅助修正组合导航系统。计算机仿真验证结果表明,相较于传统方法,基于BP神经网络辅助的惯性/天文组合导航系统的姿态估计精度可提高30%以上,在动态环境下姿态精度可以保持在5″(1σ)以内。所提出的方法对提高动态环境下惯性/天文组合导航系统的精度和适应能力具有一定的参考价值。     

空天飞行器SINS/CNS深组合导航算法(英文)

空天飞行器往返于大气层内外,持续工作时间长。捷联惯性/天文组合导航自主性强、隐蔽性好,是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性,解决其在机载应用中水平基准制约的问题,分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响,提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性/天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计,可有效估计并补偿系统的姿态误差,减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明,单星观测条件下,导航系统姿态误差快速收敛,定位的均方根误差在200 m以内,且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。     

适合于航空应用的INS/CNS/Doppler组合导航系统研究

针对无阻尼惯导系统的误差特点,设计了适合航空应用的惯性(INS)/天文(CNS)/Doppler组合导航系统,建立了该组合导航系统卡尔曼滤波模型。仿真试验表明,该组合导航系统能为飞行体提供精确的导航信息。     

巡航飞行器惯性/地磁组合导航方法的误差(英文)

地磁辅助导航是组合导航技术的新方向,而导航误差的研究是分析惯性/地磁组合导航性能的重要内容之一。以等高或近似等高飞行的巡航飞行器为应用对象,建立了惯性/地磁组合导航系统的卡尔曼滤波器;通过仿真结果并结合理论分析重点讨论了校正方式、惯性器件测量精度、地磁场特征与磁测误差、基准图的网格间距、滤波周期、初始位置与初始速度误差等各种因素对位置和速度等导航误差的影响。     

天文观测角辅助的高超声速飞行器传递对准方法

针对复杂环境下高超声速飞行器的可靠、精确和快速的传递对准需求,提出了一种基于星敏感器天文观测角(高度角、方位角)的传递对准算法。以发射点惯性坐标系为导航系,分析了惯导系统在惯性系下的误差方程,提出了大失准角情况下的基于星敏感器天文高度角、方位角匹配的对准算法。针对该系统状态方程和量测方程的非线性特性,采用UKF滤波算法进行了仿真。仿真结果表明:观测星数达到两颗时,该方案可以在2 s内使得姿态角的估计误差达到13″。仿真验证了该算法的有效性,对其他高空飞行器的传递对准有一定参考价值。     

试论舰艇综合导航系统的设计原则

本文较为全面地阐述了舰艇综合导航系统的一般设计原则，旨在为我国舰艇综合导航系统的研制提供一定的参考。     

基于伪地球坐标系的惯导系统全球导航算法

由于极区特殊的地理、电磁条件,惯性导航因其自主性和信息完备性使之成为极区导航的首选。然而在考虑全球执行能力时,现有常用的任何一种力学编排方案都不能单独的实现全球导航。通常采用组合编排的方式,这样则不利于惯导算法的全球统一。基于此提出了基于伪地球坐标系的全球导航算法。该方案在全球导航时可以实现惯导算法的内在统一,并可保证物理平台的平稳切换,从而实现平台惯导与捷联惯导系统编排方案的统一。另外,该方案也更方便同其它局部惯导系统进行交互通信,仅不同的参数转换单元是必需的。同时,简单的切换逻辑也可以减小程序设计的复杂度和降低计算机负担。最后通过仿真证明了该算法的可行性。     

基于北斗卫星导航技术的惯性导航系统误差估计方法

导航定位精度的提升可以提高舰艇的航行机动能力。INS是舰艇航行时可以依赖的主要自主式导航装备，原理上存在的长时间积累误差决定了必须寻找有效手段加以补偿。通过对INS误差可观测性分析，可以看出增加不同种类的外部导航信息观测量，将有效提高INS误差修正能力。围绕这一问题，对基于北斗导航定位信息的惯性导航修正效果进行了分析，仿真说明该方法可以较好提高INS性能。     

自适应惯性组合导航系统研究

本文研究惯性／位置组合导航技术，给出在线估计未知噪声统计参量的自适应卡尔曼滤波算法（ＡＫＦ）。首先建立组合导航系统直线飞行段和机动飞行段数学模型，并给出相应滤波算法，仿真结果证明了组合导航估计算法的可行性。所得结论对惯导／地形匹配、惯导／ＧＰＳ组合导航的研制有实用意义     

一种基于加速度计和天文的卫星自主导航新方法

直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法,该方法简单可靠,易于实现,但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限,地球敏感器精度较低,因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备,当航天器在轨运行时,星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合上述两种方法的特点,提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道动力学模型基础上,引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分,并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型,将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法,通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,结果表明所设计方法提高了系统定位精度62.8%和速度精度63.9%,增强了系统可靠性。     

具有短期惯导功能的平台罗经原理比较分析

具备短期惯导功能是光今平台罗经发展的主流。传统的摆式罗经、惯性导航系统和具有短期惯导功能的平台罗经系统在原理和应用上有着密切的联系和一定的差异。本文从八个方面对三者的区别和联系进行了不同深度地讨论。指出三种系统最核心的差异是找北原理的差异,其它区别多数是围绕这一差异在不同方面的表现。从这些分析中已可以较清晰地理解具有短期惯导的平台罗经系统介于传统的摆式平台罗惯性导航系统的特点和地位,这对于明确具有     

INS/Doppler组合导航中安装偏角的在线估计

INS和Doppler在载机上安装时存在安装偏角,会对组合导航精度产生影响.为此,提出了一种新的INS/Doppler组合导航算法,将标度因数和安装偏角作为状态变量进行估计.在分析Doppler输出误差模型的基础上,详细推导了组合导航算法模型,并进行了仿真.仿真结果表明,在载机正常飞行并适当机动的情况下,该组合导航算法能够准确对标度因数和安装偏角进行估计,标度因数的估计精度为0.4‰,安装偏角的估计精度为0.1′-0.3′,从而提高了导航精度.     

UKF方法在陆地车辆组合导航中的应用

Unscented卡尔曼滤波(UKF)是一种新的非线性滤波算法,将其引入到GPS/DR系统的滤波中,并针对系统模型的特点对原UKF算法进行了简化,建立了新的滤波方法。仿真结果表明,同EKF相比,UKF的滤波精度和稳定性都显著提高了,还可避免计算烦琐的Jacobi矩阵,真正实现了低成本、高精度的导航定位要求。     

基于证据推理的惯性/景象匹配组合导航方法

针对传统的惯性/景象匹配组合导航中出现的因误匹配导致组合导航精度低的问题,设计了一种基于证据推理的惯性/景象匹配组合导航方法。在惯性/景象匹配组合导航中,使用证据推理对与景象匹配置信度相关的特征量进行融合计算,将融合计算得到的综合信度作为组合导航量测更新的依据,以降低误匹配对导航精度的影响。试验结果表明该方法可行,组合导航精度相比传统方法提高了25.9%。     

机载武器极区传递对准算法

针对高纬度地区经线收敛导致以真北向作为航向参考的导航算法失效的问题,并结合战机在极区内具备正常导航和作战能力的需求,提出了基于格网导航力学编排的极区传递对准算法.首先以格林威治子午线作为航向参考,在此基础上定义了格网导航坐标系同时给出了格网导航力学编排及其误差方程,解决了极区内相对经线定向定位困难的问题.其次在格网导航坐标系下设计了主子惯导信息的“速度+姿态”匹配传递对准算法,估计和校正弹载子惯导的误差.仿真结果表明,该算法可避免载机进行费时的方位机动,仅需一次简单的摇翼机动就可令弹载惯导5 s 内方位对准精度达到5',为战机在极区内仍具有导弹攻击能力提供了工程应用参考.